大迎角振动三角翼跨声速粘性绕流数值分析

本文通过数值求解三维可压缩雷诺平均ＮＳ方程,研究发析了振动三角翼的三维复杂非定常流场,其中对流场项计算格式的空间离散在平行物物理面方向与物面法线方向的空间导数分别采用二阶ＮＮＤ格式和由ＮＮＤ格式高阶插值而得到的三阶迎风格式,时间推进为隐式ＬＵ分解方法,并使用了修正的代数ＢＬ湍流模型模拟高雷诺数的湍流流动。     

旋成体轴对称跨声速全位势流的高效差分算法

本文用守恒型全位势方程,贴体坐标网格,对旋成体轴对称跨声速绕流的差分数值计算方法进行了研究;根据最佳收敛准则,提出了轴对称情形的AF2迭代算法,并将此算法应用于半球头柱体、弹体等各种外形的旋成体。与一般方法仅适用于亚声速自由流不同,本计算可从亚声速、跨声速自由流一直到低超声速自由流。计算结果表明,本文方法收敛快,与实验及其它方法的结果符合较好。     

跨声速钝体绕流数值模拟研究

通过数值求解NS方程,进行了三方面工作:(1)格式和算法对返回舱跨声速流场特性的影响研究;(2)网格形态对捕捉跨声速弱激波的有效性研究;(3)模拟了无支杆和有支杆返回舱跨声速大攻角绕流流场,给出了后球体上的跨声速激波和后支杆上的第二道激波,及它们的干扰,流动现象和波系结构与实验观察一致,所用格式为NND格式和二阶迎风TVD格式,隐式算法为LU-ADI加最大特征值分裂算法.     

机翼机身跨声速绕流的计算

本文采用变换与数值网格生成方法，对由椭圆抛物而描述的每一个展向曲面进行网格生成，引入一种用于控制网格疏密分布的函数变换方法，其特点是易于对不同族网格线分别控制，根据物面梯度自适应地调整网格的疏密。用有限体积法计算守恒型全速势方程跨声速绕流，对M-100翼身组合体进行计算。理论计算结果与实验结果表明，本文方法有效。     

绕任意刚性翼型,机翼非定常流动的跨声速欧拉方程解

本文在有限体积方法的基础上引入变系数隐式残值光顺及固接网格法求解了绕二维翼型及三维机翼非定常流动的跨声速欧拉方程,计算结果与同类结果及实验结果吻合。     

计算机翼跨声速绕流的全速位积分方程数值解

本文利用格林定理将全速位方程转换为全速位积分方程,应用高斯定理对沿激波面的显式积分进行简化。将全速位积分方程的解表示成为面元项和场元项之和,然后离散进行数值求解。本文将激波捕捉方法和激波装配技术结合起来,对机翼跨声速绕流进行数值实验,计算结果令人满意。     

跨声速无粘流绕振动翼型流动的数值模拟

本文从Euler方程出发,利用LU-ADI格式对绕二元振动翼型跨声速流场进行了数值模拟。文章中给出了绕NACA0012和NACA 64A 010翼型不同状态的几组数值结果,在同某些实验和其它文献结果基本吻合的前提下,研究了振动对翼型表面压力、激波位置的非定常效应以及其它振动参数对流场非定常效应的影响。     

求解平面翼型亚,跨声速绕流的一个新方法

本文提出了求解平面翼型亚、跨声速绕流的一个新方法。引入流函数和Ｖｏｎ Ｍｉｓｅｓ变换后，亚、跨声速绕机翼无旋流动的基本方程组被化为以流线纵坐标ｙ为未知量的单个二阶偏微分方程－流线控制方程。并通过变换将物理平面上的无限域变为计算平面上有限的矩形域，而后在计算平面采用有限差分线松弛迭代法求解。作为算例，计算了对称翼型ＮＡＣＡ００１２－３４和非对称翼型ＮＡＣＡ４４１２的亚、跨声速有攻角绕流，所得数值结果     

跨声速机翼静气动弹性数值分析方法

本文给出一种以改进的跨声速守恒型全位势有限体积法为基础的机翼静气动弹性数值分析方法。改进发展了气动网格划分技术,使其对大后掠三角形机翼也能顺利适用。采用位移法计算机翼柔度影响矩阵。将非线性气动力与结构线化机翼弹性变形耦合迭代求解。当气动力和结构变形均收敛后,即求出弹性机翼的气动特性。通过算例计算,表明气动方法改进是成功的,弹性结果是合理的。跨声速范围弹性影响大,值得注意。     

一种求解核函数方程的新方法—辅助核法

本文提出了求解核函数方程的辅助核法。此法克服了偶极子栅格法对网格分布的限制,具有更大的适用范围。数值计算表明,此法对求解绕翼型的跨声速激波流动是很有利的。     

ADI方法求解完全跨声速非定常小扰动方程

本文修改了Whitlow的ADI格式,以便求解另一变形的完全跨声速小扰动方程。本文给出的NACA64A006和NACA0012翼型的非定常跨声速流动的计算结果与其它数值结果和实验结果的比较表明本文格式是合理的且便于实际应用的。     

时间推进积分方程法求解非定常跨声速流动

本文提出了一种求解非定常跨声速流动的新方法——时间推进积分方程法,此法克服了时间线化积分方程法的限制,能较好地模拟激波的运动。本文首先用一维波(?)问题——模型问题阐明此法的基本思想,然后将它应用于二维非定常跨声速流动中。本文还首次引入拟速度位的概念,使时间推进积分方程式得到简化,尾涡条件和Kutta条件更易处理。数值计算表明时间推进积分方程法是合理可靠的。     

振动翼型跨音速非定常Euler方程数值解方法

通过坐标变换使变化的物面边界条件及无穷远边界条件变为固定的有限范围内的边界条件。因此可在不增加计算机时的情况下,边界条件可以精确地满足。由于主控方程是Euler方程,因此,凡适合于Euler方程解的问题（跨音速、大扰动、非定常、高简化频率）均可应用此法。同时,在计算过程中采用贴体、正交网格与可控网格技术获得最佳网格分布。算例计算结果是令人满意的。     

带操纵面机翼的非定常跨声速流数值解法

本文介绍一种带操纵面机翼的非定常跨声速流的有限差分计算方法。采用的方程是三元非定常跨声速修正小扰动位势方程,使用时间积分法,求解格式是近似因式分解交替方向隐式(ADI)格式。使用这种方法计算了F-5机翼在来流马赫数为0.9和0.925时的定常气动力和操纵面振荡的非定常气动力。计算结果与国外的NLR试验结果和XTRAN3S方法的计算结果进行了比较,表明计算是成功的。     

振动翼型跨音速绕流的数值模拟

从积分形式的非定常Euler方程出发,在固联于振动冀型的贴体坐标系下,采用有限体积法进行离散,并根据对称型TVD格式构造相应的数值通量,数值模拟了振动翼型的非定常跨音速绕流的变化过程。计算结果表明,该方法能较好地捕捉流场中的运动激波,准确地定出激波位置与强度;并且易于推广到求解任意振动方式的跨音速非定常绕流问题。     

返回舱自由振动跨声速非定常流场数值模拟

本文利用NND差分格式对返回舱俯仰运动和跨声速绕流流场进行了耦合求解,结果表明:来流M∞=0.8条件下,返回舱俯仰运动出现等幅振动现象,基本等幅振动时的周期约为2.8秒,振幅约为6.0°,与飞行试验的振动周期和地面试验的振幅基本符合.     

计算绕薄翼型跨音速非定常流的积分方程法

 本文从小扰动方程出发推导出绕薄翼型的跨音速非定常流动的积分方程,为使此方程适用于具有激波的流场引入人工粘性,并对其数值求解。通过算例讨论了人工粘性和计算域大小对计算结果的影响,与实验及其它数值计算结果比较,表明本方法的准确度令人满意。计算量小,收敛性好是此法的特点。     

二维机翼二自由度跨音速颤振分析

 <正> On the assumption that airfoils take small amplitude ha-rmonic oscillating and middle reduced frequency, the two-dimensional, inviscid, small-disturbance nonlinear unsteady transonic flow equation can be split into two parts. One is the nonlinear steady small-disturbance equation, the other is the time-linearized unsteady small-disturbance equation. The steady equation is solved by Carlson code. The unsteady equation is solved by integral method. The standard v-g method is used to solve the flutter eigenvalue equations. A transonic flutter analysis is performed for a NACA 64A006 airfoil with pitching and plunging degrees of freedom.The Mach numbers considered are 0.7, 0.8, and 0.85. The aerodynamic coefficients are obtained by the above method. For each Mach number, the flutter speed and the corresponding flutter reduced frequencies are achieved by varying the airfoil-airmass ratio, plunge-pitch frequency ratio. The results are compared with other computational method and good agreement has been observe     

三角翼匀速上仰跨声速非定常流场数值模拟

用有限差分法求解Ｎ－Ｓ方程，数值模拟了细长三角翼作匀速上仰运动时的距声速绕流流场。给出了非定常流场结构，涡破裂特性和非定常升力，阻力特性，研究了上仰运动对动态失速的影响。